鄭國昆，邢 然，丁保民，吳齊才

（北京航天發(fā)射技術(shù)研究所，北京，100076）

0 引 言

垂直度調(diào)整是大型設(shè)備在安裝及運(yùn)行過程中的關(guān)鍵指標(biāo)之一，尤其是對(duì)于運(yùn)載火箭而言，在點(diǎn)火前需要對(duì)火箭的垂直度進(jìn)行調(diào)整，使其滿足起飛要求。運(yùn)載火箭垂直度調(diào)整測(cè)試是中國運(yùn)載火箭在發(fā)射測(cè)試流程中必須要進(jìn)行的一項(xiàng)測(cè)試工作，垂直度調(diào)整是運(yùn)載火箭初始對(duì)準(zhǔn)工作的一部分，目的是調(diào)整箭體的初始垂直度，以滿足火箭姿態(tài)精度控制要求[1~6]。

運(yùn)載火箭通過與發(fā)射平臺(tái)支承臂機(jī)械接口豎立在發(fā)射平臺(tái)上，中國運(yùn)載火箭除新一代大型運(yùn)載火箭外，均為4個(gè)支承臂支承運(yùn)載火箭箭體的支承方式，故稱為“四點(diǎn)支承”。支承臂是發(fā)射平臺(tái)的部組件之一，通過液壓動(dòng)力驅(qū)動(dòng)支承臂可實(shí)現(xiàn)支承臂的伸縮運(yùn)動(dòng)，運(yùn)載火箭采用四點(diǎn)支承時(shí)，通過對(duì)4個(gè)支承臂的協(xié)調(diào)動(dòng)作，即可實(shí)現(xiàn)運(yùn)載火箭的垂直度調(diào)整操作。實(shí)際操作時(shí)，還需要固連在箭體上的水平度傳感器或運(yùn)載火箭二子級(jí)的慣性導(dǎo)航設(shè)備實(shí)時(shí)提供箭體當(dāng)前的不水平度數(shù)值。

1 運(yùn)載火箭垂直度調(diào)整原理

運(yùn)載火箭垂直度調(diào)整原理框圖如圖1所示。在運(yùn)載火箭垂直總裝的過程中，箭體尾端面的支點(diǎn)坐落到活動(dòng)發(fā)射平臺(tái)的支承臂上，并通過防風(fēng)拉桿裝置實(shí)現(xiàn)與發(fā)射平臺(tái)支承臂的固連，以保持箭體穩(wěn)定。四點(diǎn)支承方式的4個(gè)支點(diǎn)在火箭尾端面呈均勻分布，4個(gè)支承臂分別命名為：Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ號(hào)支承臂，分別對(duì)應(yīng)運(yùn)載尾端面的Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ 4個(gè)象限。

按照空間幾何理論，三點(diǎn)即確定一個(gè)平面，而運(yùn)載火箭采用四點(diǎn)支承的方式，就運(yùn)載火箭尾端面的運(yùn)動(dòng)而言，屬于過自由度運(yùn)動(dòng)。由于箭體的各支點(diǎn)均有載荷上限要求，為保證垂直度調(diào)整過程中，支承臂的升降帶來的外力不會(huì)導(dǎo)致箭體結(jié)構(gòu)的損壞，在四點(diǎn)支承的條件下，垂直度調(diào)整需要滿足多點(diǎn)聯(lián)動(dòng)控制箭體各支點(diǎn)在同一平面內(nèi)進(jìn)行翻轉(zhuǎn)。發(fā)射平臺(tái)支承臂上安裝有壓力傳感器，用于實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)支承臂與箭體支點(diǎn)間的載荷，載荷在可承受范圍內(nèi)時(shí)，垂直度調(diào)整可正常進(jìn)行；當(dāng)某一支點(diǎn)載荷超過范圍時(shí)，則單獨(dú)進(jìn)行此支承臂的調(diào)整，以使四點(diǎn)支承的載荷分布均勻，避免箭體由于載荷過大導(dǎo)致結(jié)構(gòu)受損。

對(duì)于四點(diǎn)支承方式的運(yùn)載火箭，一般采用對(duì)角升降方式進(jìn)行垂直度調(diào)整：以任意2個(gè)相對(duì)的支點(diǎn)連線為軸線，其余兩個(gè)對(duì)角支點(diǎn)同步進(jìn)行一升一降動(dòng)作，保證箭體各支點(diǎn)在同一平面內(nèi)翻轉(zhuǎn)以調(diào)整運(yùn)載火箭垂直度。

運(yùn)載火箭一子級(jí)尾端安裝有水平度傳感器，并通過電纜連接至水平指示儀用于箭體不水平度的實(shí)時(shí)顯示及數(shù)據(jù)通信；在運(yùn)載火箭二子級(jí)則利用慣性導(dǎo)航設(shè)備檢測(cè)的箭體姿態(tài)不水平度數(shù)據(jù)進(jìn)行垂直度調(diào)整。

一子級(jí)不水平度數(shù)據(jù)與二子級(jí)不水平度數(shù)據(jù)通過數(shù)據(jù)交互協(xié)議傳輸至發(fā)射平臺(tái)電氣系統(tǒng)，發(fā)射平臺(tái)電氣系統(tǒng)依據(jù)一子級(jí)不水平度數(shù)據(jù)與二子級(jí)不水平度數(shù)據(jù)，控制液壓系統(tǒng)的液壓馬達(dá)轉(zhuǎn)動(dòng)，通過馬達(dá)帶動(dòng)蝸輪蝸桿驅(qū)動(dòng)支承臂進(jìn)行升降動(dòng)作控制。

圖1 運(yùn)載火箭垂直度調(diào)整原理Fig. 1 Principle of the Launch Vehicle Launch Platform Verticality Adjustment

為方便描述垂直度自動(dòng)調(diào)整控制算法，建立坐標(biāo)系o-x1y1z1如圖2所示。原點(diǎn)o選在火箭尾端面的中心；ox1軸與火箭的縱軸重合，指向火箭頭部方向?yàn)檎籵y1軸在火箭Ⅰ-Ⅲ基準(zhǔn)面內(nèi)與ox1軸垂直，指向Ⅲ號(hào)支承臂方向?yàn)檎?；oz1軸與ox1軸、oy1軸共同構(gòu)成右手直角坐標(biāo)系（指向Ⅳ號(hào)支承臂方向?yàn)檎?/p>

圖2 坐標(biāo)系建立示意Fig.2 Coordinate System

續(xù)圖2

在不考慮箭體變形、安裝誤差等因素的影響時(shí)，一子級(jí)水平度傳感器安裝基準(zhǔn)面、二子級(jí)慣性導(dǎo)航設(shè)備安裝基準(zhǔn)面與o-y1z1平面平行，即一子級(jí)水平度傳感器及二子級(jí)慣性導(dǎo)航設(shè)備的不水平度數(shù)據(jù)與箭體尾端面的不水平度數(shù)據(jù)等價(jià)，但在實(shí)際生產(chǎn)安裝過程中，引入安裝誤差不可避免，其中水平度傳感器安裝基準(zhǔn)面與火箭尾端面的不平行度就是重要因素之一。令為水平度傳感器安裝基準(zhǔn)面與火箭尾端面之間的不平行度在箭體坐標(biāo)系oy1軸上的分量；為水平度傳感器安裝基準(zhǔn)面與火箭尾端面之間的不平行度在箭體坐標(biāo)系oz1上的分量；為火箭尾端面的不水平度在箭體坐標(biāo)系 oy1軸上的分量，Ⅲ象限線方向高時(shí)，為正，Ⅰ象限線方向高時(shí)，為負(fù)；為火箭尾端面的不水平度在箭體坐標(biāo)系oz1軸上的分量，Ⅳ象限線方向高時(shí)，為正，Ⅱ象限線方向高時(shí)，為負(fù)。為水平度傳感器測(cè)量得到的火箭Ⅰ-Ⅲ象限線方向的不水平度；Ⅲ象限線方向高時(shí)，為正，Ⅰ象限線方向高時(shí)，為負(fù)；為水平度傳感器測(cè)量得到的火箭Ⅱ-Ⅳ象限線方向的不水平度；Ⅳ象限線方向高時(shí)，為正，Ⅱ象限線方向高時(shí)，為負(fù)。則有：

2 垂直度自動(dòng)調(diào)整控制算法

2.1 垂直度調(diào)整流程

運(yùn)載火箭發(fā)射是按照預(yù)先設(shè)定好的流程逐步進(jìn)行的，每一個(gè)流程都有嚴(yán)格的時(shí)間限制，就某型號(hào)運(yùn)載火箭而言，垂直度調(diào)整流程時(shí)間為10 min，假設(shè)垂直度調(diào)整流程以接收到指揮系統(tǒng)“開始垂調(diào)”指令為開始時(shí)刻，若在流程允許時(shí)間內(nèi)不水平度滿足垂直度調(diào)整指標(biāo)閾值時(shí)，則認(rèn)為垂直度調(diào)整完畢，回復(fù)“垂調(diào)好”指令給指揮系統(tǒng)，若調(diào)整時(shí)間超過10 min仍未滿足垂直度調(diào)整指標(biāo)閾值，則認(rèn)為垂直度調(diào)整失敗，回復(fù)“垂調(diào)失敗”給指揮系統(tǒng)，圖3為垂直度調(diào)整流程。具體流程描述如下：

a）收到“開始垂調(diào)”指令，進(jìn)入垂直度自動(dòng)調(diào)整流程；

b）啟動(dòng)定時(shí)器；

c）手動(dòng)選擇垂直度調(diào)整模式，即依據(jù)箭體尾端面不水平度或慣性導(dǎo)航設(shè)備安裝基準(zhǔn)面不水平度或二者均有；

d）依據(jù)選擇的垂直度調(diào)整模式，執(zhí)行對(duì)應(yīng)的垂直度調(diào)整控制算法；

e）判斷不水平度是否滿足閾值要求，若滿足，判定為垂直度調(diào)整測(cè)試結(jié)束，回復(fù)“垂調(diào)好”給指揮系統(tǒng)，轉(zhuǎn)g；若不滿足，則繼續(xù)流程；

f）判斷垂直度調(diào)整流程耗時(shí)是否大于10 min，若大于10 min，則判定為垂直度調(diào)整測(cè)試超時(shí)，回復(fù)“垂調(diào)失敗”給指揮系統(tǒng)，轉(zhuǎn)g；若不大于10 min，則轉(zhuǎn)d；

g）定時(shí)器清零重置；

h）流程結(jié)束。

垂直度調(diào)整流程中，垂直度調(diào)整控制算法是發(fā)射平臺(tái)電氣系統(tǒng)執(zhí)行垂直度調(diào)整自動(dòng)控制流程的核心環(huán)節(jié)，依據(jù)流程中使用的不水平度信號(hào)的不同，分為一子級(jí)與一、二子級(jí)聯(lián)合垂直度調(diào)整控制算法，一子級(jí)垂直度調(diào)整使用箭體尾端面不水平度作為閉環(huán)控制算法的反饋信號(hào)，一、二子級(jí)聯(lián)合垂直度調(diào)整使用兩個(gè)不水平度作為閉環(huán)控制算法的反饋信號(hào)；由此可知，3個(gè)垂直度調(diào)整的控制算法類似，僅在判斷各支承臂調(diào)整方向的邏輯上，一、二子級(jí)聯(lián)合垂直度調(diào)整更為復(fù)雜。對(duì)控制系統(tǒng)而言，僅為反饋信號(hào)源的區(qū)別，因此本文以一子級(jí)為例進(jìn)行垂直度調(diào)整控制算法說明。

圖3 垂直度調(diào)整流程Fig.3 Process of Verticality Adjustment

2.2 一子級(jí)垂直度調(diào)整控制算法

垂直度調(diào)整的運(yùn)動(dòng)部件為支承臂，與運(yùn)載火箭尾端面支點(diǎn)固連在一起，即運(yùn)載火箭的垂直度調(diào)整是從底部尾端面進(jìn)行調(diào)整，實(shí)際加注發(fā)射過程中，箭體兩側(cè)有加注管路、電纜、擺桿等設(shè)備，垂直度調(diào)整時(shí)可能存在干涉風(fēng)險(xiǎn)，垂直度調(diào)整設(shè)置急停保護(hù)功能，同時(shí)，為防止慣性過大導(dǎo)致急停響應(yīng)慢造成安全事故，支承臂運(yùn)動(dòng)速度有嚴(yán)格的限制。

圖4為一子級(jí)垂直度調(diào)整控制原理?？刂撇呗圆捎秒p閉環(huán)控制，外環(huán)為不水平度調(diào)節(jié)控制環(huán)，通過一子級(jí)水平度傳感器測(cè)量的箭體尾端面水平度值進(jìn)行負(fù)反饋，將不水平度調(diào)節(jié)至期望值內(nèi)，一般取期望值的絕對(duì)值略小于不水平度閾值，以防止不水平度數(shù)值抖動(dòng)導(dǎo)致調(diào)節(jié)頻繁進(jìn)行，不水平度調(diào)節(jié)環(huán)控制器通過計(jì)算得出當(dāng)前時(shí)刻各支承臂的升降動(dòng)作順序，按照先Ⅰ支承臂及Ⅲ支承臂，后Ⅱ支承臂及Ⅳ支承臂的順序進(jìn)行兩個(gè)方向的不水平度調(diào)節(jié)，并將當(dāng)前時(shí)刻各支承臂應(yīng)執(zhí)行的動(dòng)作輸入至內(nèi)環(huán)。

內(nèi)環(huán)為支承臂位置環(huán)，執(zhí)行支承臂的位置控制，控制對(duì)象閥件主要為比例閥（控制支承臂運(yùn)動(dòng)速度）、換向閥（控制支承臂運(yùn)動(dòng)方向）。由于存在4個(gè)支承臂驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)而導(dǎo)致過自由度調(diào)節(jié)的問題，因此在垂直度調(diào)整過程中，以Ⅰ、Ⅲ象限調(diào)節(jié)為例，需要Ⅱ、Ⅳ支承臂保持不動(dòng)，Ⅰ、Ⅲ支承臂進(jìn)行一升一降動(dòng)作，并且升降動(dòng)作的位移必須要保持一致，以使尾端面在同一平面內(nèi)翻轉(zhuǎn)，盡量減小箭體支點(diǎn)的載荷以防損壞箭體結(jié)構(gòu)。綜上所述，內(nèi)環(huán)的位置控制與一般的位置閉環(huán)控制不同，位置環(huán)控制目標(biāo)不是控制驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)移動(dòng)至目標(biāo)位置數(shù)值，而是在運(yùn)動(dòng)過程中保持執(zhí)行動(dòng)作的支承臂位移實(shí)時(shí)一致。

圖4 一子級(jí)垂直度調(diào)整控制原理Fig.4 Principle of the First Stage Verticality Adjustment

以內(nèi)環(huán)輸入為“支承臂Ⅰ升Ⅲ降位置調(diào)節(jié)”為例進(jìn)行說明，位置環(huán)的控制目標(biāo)為Ⅰ、Ⅲ支承臂的位移實(shí)時(shí)地保持一致，則在不考慮支承臂運(yùn)動(dòng)方向的情況下，支承臂位置環(huán)的控制可以描述為Ⅰ支承臂對(duì)Ⅲ支承臂的伺服跟蹤控制。因此，支承臂位置環(huán)控制器的控制算法為：Ⅱ、Ⅳ支承臂升降動(dòng)作保持不變，Ⅰ支承臂升，Ⅲ支承臂降，用于Ⅲ支承臂速度控制的比例閥閥口開度不變；以Ⅲ支承臂（oy1軸正方向）位移絕對(duì)值為期望值，與Ⅰ支承臂位移進(jìn)行差值計(jì)算，以此差值作為PI控制器的輸入，其輸出為Ⅰ支承臂比例閥閥口開度，這樣就形成了內(nèi)環(huán)控制器的閉環(huán)控制功能，可使Ⅰ支承臂升動(dòng)作位移與Ⅲ支承臂降位移保持實(shí)時(shí)一致，直至Ⅰ升Ⅲ降動(dòng)作完成。

3 仿真分析

按照?qǐng)D3中的垂直度自動(dòng)調(diào)整控制算法進(jìn)行了半實(shí)物仿真試驗(yàn)，其中發(fā)射平臺(tái)電氣系統(tǒng)采用實(shí)物，液壓系統(tǒng)閥件、執(zhí)行機(jī)構(gòu)、支承臂使用計(jì)算機(jī)仿真模型，水平度傳感器、慣性導(dǎo)航設(shè)備僅建立輸出不水平度功能模型。忽略箭體安裝誤差及變形等因素，依據(jù)空間幾何理論，在箭體與發(fā)射平臺(tái)的尺寸已知時(shí)，可通過計(jì)算得到支承臂位移與不水平度變化的關(guān)系，因此不水平度模型的輸出可由支承臂位移計(jì)算得出。

在給定不同的不水平度的情況下，分別進(jìn)行一子級(jí)垂直度調(diào)整，一、二子級(jí)聯(lián)合垂直度調(diào)整半實(shí)物仿真試驗(yàn)，其中一子級(jí)不水平度閾值指標(biāo)為（0±1）′，均小于1′；二子級(jí)不水平度閾值指標(biāo)為均小于10′。試驗(yàn)結(jié)果如表1、表2所示。

從表1、表2中可以看出，仿真試驗(yàn)結(jié)果與控制算法中規(guī)定一致，進(jìn)行垂直度調(diào)整動(dòng)作時(shí)，分別以Ⅲ、Ⅳ支承臂作為期望值，Ⅰ、Ⅱ支承臂進(jìn)行伺服跟蹤控制時(shí)，位移跟蹤效果良好，滿足垂直度調(diào)整的閾值要求。但是由于本文僅涉及到發(fā)射平臺(tái)電氣系統(tǒng)，未建立運(yùn)載火箭箭體的柔性模型，因此未考慮箭體的柔性變形帶來的誤差等影響，在算法的實(shí)際工程應(yīng)用中，必須要加以綜合考慮。

表1 一子級(jí)垂直度自動(dòng)調(diào)整試驗(yàn)結(jié)果Tab.1 Experimental Results of the First Stage Verticality Adjustment

表2 一、二子級(jí)聯(lián)合垂直度自動(dòng)調(diào)整試驗(yàn)結(jié)果Tab.2 Experimental Results of the First Stage and Second Stage Verticality Adjustment

4 結(jié)束語

本文首先介紹運(yùn)載火箭發(fā)射平臺(tái)垂直度調(diào)整原理，并在此基礎(chǔ)上，針對(duì)“四點(diǎn)支承”方式的垂直度調(diào)整控制進(jìn)行算法研究，詳細(xì)闡述了控制流程和控制算法，并經(jīng)過仿真分析，結(jié)果表明，本文提出的垂直度自動(dòng)調(diào)整控制算法滿足垂直度調(diào)整指標(biāo)要求，突破了目前運(yùn)載火箭型號(hào)手動(dòng)垂直度調(diào)整的模式。